EP4636240A1 - Startplattform und raketentriebwerksdüse mit in die verbrennungsgase ragender zahngruppe - Google Patents

Startplattform und raketentriebwerksdüse mit in die verbrennungsgase ragender zahngruppe

Info

Publication number
EP4636240A1
EP4636240A1 EP25159670.6A EP25159670A EP4636240A1 EP 4636240 A1 EP4636240 A1 EP 4636240A1 EP 25159670 A EP25159670 A EP 25159670A EP 4636240 A1 EP4636240 A1 EP 4636240A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
teeth
edge
nozzle
rocket engine
tooth group
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP25159670.6A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Manuel Frey
Thomas AICHNER
Ralf Stark
Roland Behr
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
ArianeGroup GmbH
Original Assignee
ArianeGroup GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by ArianeGroup GmbH filed Critical ArianeGroup GmbH
Publication of EP4636240A1 publication Critical patent/EP4636240A1/de
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/182—Two-dimensional patterned crenellated, notched
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape

Definitions

  • the present disclosure relates to a launch platform for a rocket engine and a nozzle for a rocket engine, each having an inwardly projecting group of teeth.
  • the present disclosure relates to a launch platform and a rocket engine having a plurality of teeth arranged at a trailing edge of the nozzle of the rocket engine and projecting into the outflowing combustion gases.
  • Jet separation can occur, particularly during startup or shutdown (throttling) of the rocket engine, with ambient air flowing into the nozzle at the end of the rocket engine nozzle.
  • This phenomenon results in the rocket engine nozzle being subjected to lateral forces, as separation typically occurs asymmetrically around the circumference.
  • a static design of the rocket engine nozzle and other engine components to these lateral forces increases the weight of the nozzle and other engine components, which in turn reduces the payload of the rocket powered by the rocket engine.
  • a launch platform for a rocket engine comprises a base body with an edge configured to correspond to a trailing edge of a nozzle of the rocket engine.
  • the base body has an edge that can be arranged opposite the trailing edge of the nozzle when the rocket engine nozzle is arranged on the launch platform.
  • the exit edge of the nozzle can be annular, with the edge of the base body of the launch platform also being annular or having an annular section.
  • the base body can be hollow. The edge of the base body forms an inner edge to the cavity through which the combustion gases can flow, and the teeth protrude from the inner edge.
  • the launch platform further comprises a group of teeth arranged at the edge of the base body.
  • the group of teeth comprises a plurality of teeth that protrude from the edge into the interior of the base body.
  • the teeth are arranged next to one another on the (inner) circumference of the base body (or the edge), so that the teeth protrude into the flow of combustion gases from the (launched) rocket engine.
  • the teeth located at the edge disrupt the flow around the nozzle's exit edge. This can be ambient air flowing around the exit edge into the interior of the nozzle, but also combustion gases flowing outward around the exit edge.
  • the teeth prevent or at least reduce the large-scale formation of flow structures near the nozzle wall by forming small, localized structures.
  • the teeth improve the symmetry properties of the flow and homogenize the entire flow field. This reduces side loads on the nozzle structure.
  • attaching the gear assembly to the launch platform saves weight for the rocket engine, as it would otherwise have to be carried along throughout the entire operation of the rocket engine. Furthermore, if the gears were located on the rocket engine nozzle, they would have to be designed to withstand continuous thermal stress, which would also make them heavier. Furthermore, the gears projecting into the combustion gas stream can result in performance losses during normal operation of the rocket engine. The arrangement on the launch platform avoids these disadvantages.
  • each of the teeth of the tooth group can extend from the edge of the base body at an angle to a plane formed by the edge.
  • the teeth do not lie in the same plane as the edge of the base body.
  • the angle to the plane formed by the edge can be selected such that the respective tip of the teeth is downstream of the combustion gas flow, i.e., not into the interior of the nozzle.
  • the plane of the edge of the base body can also be replaced with a cross-sectional plane of the nozzle.
  • the angle between the tooth and the plane formed by the edge can be between 90° and 120°.
  • this angle can be 100°.
  • each of the teeth in the tooth group can extend at an angle from a tangent to a nozzle contour at the trailing edge.
  • the longitudinal axis of each tooth forms an angle with the tangent at the trailing edge.
  • the angle can be chosen so that the respective tip of the teeth points downstream of the combustion gas flow.
  • the angle between (the longitudinal axis of) the tooth and the tangent can be between 10° and 30°, preferably 20°.
  • each tooth causes a disturbance in the flow around the exit edge of the nozzle, but influences the flow of the combustion gases to a lesser extent.
  • each of the teeth of the tooth group can have the shape of a triangle, a rectangle, a trapezoid, a portion of an ellipse, or a portion of a circle.
  • Each of these shapes allows for influencing the flow in the area of the nozzle's trailing edge.
  • the tooth group provides a structure in the circumferential direction of the nozzle's trailing edge that achieves the aforementioned advantages by influencing the flow in this area.
  • the portion of an ellipse or a circle can be half an ellipse or half a circle, respectively.
  • other sections/parts of an ellipse or a circle can also be selected to form the teeth.
  • the legs of the triangle or the side edges of the trapezoid can form an angle between 50° and 90°, preferably between 65° and 85°, and particularly preferably 75°, with respect to a transverse axis of the tooth.
  • Both shapes have a tapered apex, similar to that found in part of an ellipse or a circle.
  • each of the teeth may have a length which has a ratio to a width at the tooth base of 0.3 to 20, preferably 2 to 6,
  • the length of the teeth, and thus the depth of penetration of the teeth into the jet of combustion gases from the rocket engine, can also be determined depending on the thermal load. For example, it can be selected depending on the material used for the teeth and/or the temperature of the combustion gases at certain operating times/phases.
  • the tooth group can be formed from an ablative material that dissolves in the combustion gases. This allows the tooth group to achieve the above-described flow improvement in the area of the trailing edge, for example, during the start/run-up of the rocket engine—that is, during a phase of rocket engine operation in which asymmetric flows and other factors lead to increased loading from lateral forces.
  • the ablative material of the tooth group dissolves. For example, the ablative material can evaporate.
  • a base of each of the teeth may have a width that depends on the number of teeth in the tooth group and the circumference of the base body at the edge, wherein between 10 and 400 teeth, preferably between 70 and 110 teeth, and particularly preferably 90 teeth, are included in the tooth group.
  • the distance between two adjacent teeth at their base can be dependent on the width of the base of the teeth, with the ratio between the distance between two adjacent teeth and the width of the base of a tooth preferably being between 0.2 and 10, preferably between 0.5 and 2.
  • a distance between two adjacent teeth enables partial flow around the outlet edge of the nozzle, thereby generating symmetrical flows (viewed in the circumferential and radial directions). This reduces the side loads on the nozzle.
  • counter-rotating vortex pairs can be formed in the flow of the combustion gases, which promotes a stabilization of the flow conditions.
  • a nozzle of a rocket engine comprises a main body with an exit edge, wherein the main body is configured to guide combustion gases leaving the nozzle at the exit edge.
  • the rocket engine nozzle further comprises a tooth group arranged at the trailing edge.
  • the tooth group comprises a plurality of teeth extending inward from the trailing edge.
  • the teeth can be arranged circumferentially and point in the radial and longitudinal directions of the nozzle.
  • the tooth group is made of an ablative material that dissolves in the combustion gases. This allows the tooth group to achieve the above-described flow improvement in the area of the trailing edge during the start/run-up of the rocket engine, for example, during a phase of rocket engine operation in which asymmetric flows and other factors lead to increased loading due to lateral forces.
  • the ablative material of the tooth group dissolves. For example, the ablative material can evaporate.
  • the tooth group is dissolved during normal operation of the rocket engine, meaning that the teeth of the tooth group no longer influence the flow of combustion gases and the weight of the rocket engine is no longer increased by the tooth group.
  • Figure 1 shows schematically a launch platform 100 for a rocket engine 200, which is Figure 1 with a convergent-divergent nozzle 210 (e.g., a bell nozzle) and a part of an engine at the upper end.
  • the launch platform 100 is shown as a cylindrical component only by way of example. Of course, the launch platform 100 can take on any desired shape.
  • the interior of the launch platform 100 is preferably hollow, so that combustion gases exiting the nozzle 210 (in Figure 1 downwards).
  • the launch platform 100 can also have a very low height; for example, the launch platform 100 can be provided only in a ring shape at the lower end of the nozzle 210.
  • Figure 2 shows schematic details of the launch platform 100 and the rocket engine 200.
  • the launch platform 100 has a base body 105 with an edge 112 which is configured to correspond with an exit edge 212 of the nozzle 210 of the rocket engine 200.
  • the edge 112 is depicted as having the same (or at least similar) outer diameter and inner diameter as the exit edge 212 of the nozzle 210.
  • the external shape of the base body 105 or the edge 112 can be freely selected.
  • the inner diameter of the edge 112 should correspond to or equal to the inner diameter of the exit edge 212 of the nozzle 210.
  • the launch platform 100 further includes a tooth group 110 arranged on the edge 112 of the base body 105.
  • the tooth group 110 is shown as a ring-shaped component merely by way of example.
  • the tooth group 110 can also take on a different shape, such as an ellipse or even a polygon.
  • the shape of the tooth group 110 corresponds to the cross-section of the nozzle 210 at the exit edge 212, so that both correspond and can be arranged overlapping.
  • the shape of the nozzle 210 and the base body 105 in the longitudinal direction are shown merely as examples as convergent-divergent (nozzle 210) and cylindrical (base body 105).
  • any shape can be selected.
  • the base body 105 can also have a very low overall height.
  • the base body 105 can have an overall height that corresponds to the material thickness of the tooth group 110.
  • the base body 105 is formed by the edge 112 and the vertical extension in Figure 2 is to be considered optional.
  • tooth group 110 is attached directly to the trailing edge 212 of the nozzle 210.
  • the tooth group 110 is at least partially made of an ablative material in order to dissolve during the start-up of the engine 200.
  • FIG 3 shows schematically an exemplary tooth group 110.
  • the tooth group 110 comprises a plurality of teeth 111, which are separated from the edge 112 (in Figure 3 not shown) into the interior of the base body 105.
  • the teeth 111 are located in a space through which combustion gases flow when leaving the nozzle 210. This influences the flow of combustion gases in the area of the outlet edge 212, as is the case with regard to the Figures 4 to 6 will be explained in more detail.
  • the tooth group 110 is part of the launch platform 100, the teeth 111 only affect the flow of combustion gases and the ambient air flowing around the trailing edge 212 during the launch phase of the rocket engine 200. As soon as the rocket engine 200 moves away from the launch platform 100 (for example, during the takeoff of an associated rocket or by lowering the launch platform 100), the effect achieved by the tooth group 110 is no longer present. Since the greatest improvement in the flow of combustion gases can be achieved during the launch of the rocket engine, keeping the tooth group 110 on the launch platform 100 can improve the operation of the rocket engine 200 without having to modify the engine 200 or the nozzle 210 itself.
  • the tooth group 110 or at least the teeth 111 can be made of an ablative material.
  • the teeth 111 can dissolve with increasing temperature of the combustion gases and the duration of the flow of combustion gases, for example For example, evaporation. This allows for a reduction in the influence of gear group 110 on the flow of combustion gases as the temperature and velocity of the combustion gases increase. Once the rocket engine 200 reaches normal operation, gear group 110 is no longer necessary.
  • the tooth group 110 can also be attached directly to the nozzle 210, so that no separate launch platform 100 is required.
  • the tooth group 110 can, as in Figure 2 indicated, be located on the underside of the trailing edge 212 and connected to the nozzle 210 instead of installing a launch platform 100.
  • Figure 4 shows a schematic section of an exemplary tooth group 110.
  • the illustrated teeth 111 have the shape of a trapezoid, which has a width B at the base (facing the edge 112) and a length L (from the edge 112 to the tip of the trapezoid at the innermost point of the tooth group 110).
  • the drawing is based on 90 teeth, with the tooth root width B being the same width as the distance A between two adjacent teeth, and with a length-to-tooth root width ratio L/B of 3.7 being used.
  • the side edges of the trapezoid have an angle W1 of between 50° and 90°, preferably between 65° and 85°, and particularly preferably 75° with respect to a transverse axis of the tooth 111.
  • the transverse axis of the tooth 111 can be viewed in simplified terms as a tangent to the edge 112 and is arranged at right angles to a longitudinal axis of the tooth 111.
  • the longitudinal axis can be parallel to a longitudinal axis 205 of the nozzle (see Figure 5 ) get lost.
  • the teeth 111 may also have the shape of a triangle, a rectangle, part of an ellipse or part of a circle.
  • the legs of the triangle can also take the above-mentioned angle W1.
  • a distance A can be provided between two adjacent teeth 111.
  • the distance between two adjacent teeth 111 at their base can be dependent on the width B of the base of the teeth, wherein preferably a ratio between distance A of two adjacent teeth and the width B of the base of a tooth is between 0.2 and 10, preferably between 0.5 and 2. Due to the distance between the teeth 111, regions can be formed in which the The flow of combustion gases is not affected, which promotes the symmetrical formation of flows, such as counter-rotating vortex pairs.
  • Figure 5 shows schematically flow conditions in the area of a tooth group 110, as well as (top right in Figure 5 ) the tooth group 110 in detail.
  • Figure 5 further schematically shows a longitudinal section through the nozzle 210 of the rocket engine 200, which has a longitudinal axis 205.
  • the flow of the combustion gases runs primarily along, or at least in the main direction of, the longitudinal axis 205.
  • flows 120 (or streamlines) form along the inner wall of the nozzle 210.
  • the near-wall flow 120 at the exit cross-section of the nozzle 210 exhibits a strong flow velocity gradient, i.e., the area of the classic boundary layer is very small in the accelerated flow. For example, velocities in the order of magnitude of over 1000 m/s can be reached in the immediate vicinity of the wall.
  • the dense and/or alternating arrangement of teeth 111 disrupts the formation of large-scale flow structures near the trailing edge 212 by creating local, small-scale flow structures corresponding to the size of the attached small disturbance surfaces (teeth 111). This improves the symmetry and homogenization of the entire flow field involved and reduces the side loads on the nozzle 210.
  • Each of the teeth 111 of the tooth group 110 can extend from the edge 112 of the base body 105 at an angle to a plane formed by the edge 112.
  • each of the teeth 111 of the tooth group 110 can extend from a tangent T to a contour of the nozzle 210 at the exit edge 212 at an angle W2, wherein the angle W2 is preferably between 10° and 30°, and particularly preferably 20°.
  • the angle W2 is preferably between 10° and 30°, and particularly preferably 20°.
  • Figure 6 shows a schematic representation of a theoretical flow pattern in the area of a tooth group 110. Due to the protrusion of the teeth 111 into the flow 120 and the gaps between the teeth 111 (distances between the teeth 111 in the circumferential direction), a strong longitudinal orientation of the flow 120 is achieved. The high kinetic energy of the flow 120 can be used to convert it into longitudinal vortices. For example, a counter-rotating vortex pair can be formed at the side edges of the teeth 111, thereby improving the straight-line flow 120.
  • the flow pattern shown is to be understood as a purely theoretical representation.
  • the flow shown corresponds to full operation of the nozzle 210 without separation and inflow of ambient air as in Figure 5 In this state, the engine and thus the nozzle 210 would already have detached from the launch platform 100. It therefore serves more to understand the arrangement of the tooth group 110 in relation to the flow 120.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

Die vorliegende Offenbarung umfasst eine Startplattform für ein Raketentriebwerk sowie eine Düse (210) für ein Raketentriebwerk mit jeweils einer nach innen ragenden Zahngruppe (110). Die Zahngruppe umfasst eine Mehrzahl von Zähnen, die an einer Austrittskante (212) der Düse (210) des Raketentriebwerks angeordnet sind und in die ausströmenden Verbrennungsgase ragen.

Description

  • Die vorliegende Offenbarung betrifft eine Startplattform für ein Raketentriebwerk sowie eine Düse für ein Raketentriebwerk mit jeweils einer nach innen ragenden Zahngruppe. Insbesondere betrifft die vorliegende Offenbarung eine Startplattform und ein Raketentriebwerk mit einer Mehrzahl von Zähnen, die an einer Austrittskante der Düse des Raketentriebwerks angeordnet sind und in die ausströmenden Verbrennungsgase ragen.
  • Bei herkömmlichen Raketentriebwerken liegt am Ende der Raketentriebwerksdüse (in Strömungsrichtung der Verbrennungsgase schauend) ein Bereich, in dem sich der Verbrennungsgasstrom bei ausreichendem Umgebungsdruck von einer Innenwand der Düse lösen kann. Insbesondere beim Hochfahren oder Herunterfahren (Drosseln) des Raketentriebwerks kann eine Strahlablösung auftreten, wobei am Ende der Raketentriebwerksdüse Umgebungsluft in die Düse einströmt.
  • Durch dieses Phänomen kommt es zu einer Belastung der Raketentriebwerksdüse durch Seitenkräfte, weil Ablösung üblicherweise asymmetrisch um den Umfang erfolgt. Eine statische Auslegung der Raketentriebwerksdüse und anderer Triebwerksteile auf diese Seitenkräfte erhöht das Gewicht der Düse und anderer Triebwerkskomponenten, wodurch wiederum eine Nutzlast der von dem Raketentriebwerk angetriebenen Rakete reduziert wird.
  • Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Offenbarung, Seitenkräfte, die auf eine Raketentriebwerksdüse einwirken, zu reduzieren.
  • Diese Aufgabe wird durch die vorliegende Erfindung gelöst, wie sie in den unabhängigen Ansprüchen definiert ist. Bevorzugte Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen definiert.
  • Gemäß einem ersten Aspekt zum besseren Verständnis der vorliegenden Offenbarung umfasst eine Startplattform für ein Raketentriebwerk einen Grundkörper mit einem Rand, der dazu eingerichtet ist, mit einer Austrittskante einer Düse des Raketentriebwerks zu korrespondieren. Mit anderen Worten weist der Grundkörper einen Rand auf, der der Austrittskante der Düse gegenüberliegend angeordnet sein kann, wenn die Raketentriebwerksdüse auf der Startplattform angeordnet ist. Lediglich beispielhaft kann die Austrittskante der Düse ringförmig sein, wobei der Rand des Grundkörpers der Startplattform ebenfalls ringförmig ist oder einen ringförmigen Abschnitt aufweist. Um die Verbrennungsgase beim Starten des Raketentriebwerks aus der Düse ausströmen zu lassen, kann der Grundkörper hohl sein. Dabei bildet der Rand des Grundkörpers einen Innenrand zu dem Hohlraum, durch den die Verbrennungsgase strömen können, und die Zähne ragen von dem Innenrand vor.
  • Ferner umfasst die Startplattform eine Zahngruppe, die an dem Rand des Grundkörpers angeordnet ist. Die Zahngruppe umfasst eine Mehrzahl von Zähnen, die von dem Rand in das Innere des Grundkörpers ragen. Mit anderen Worten sind die Zähne nebeneinander am (Innen-) Umfang des Grundkörpers (bzw. des Randes) angeordnet, sodass die Zähne in die Strömung der Verbrennungsgase des (gestarteten) Raketentriebwerks ragen.
  • Die am Rand angeordneten Zähne führen zu einer Störung der Umströmung der Düsenaustrittskante. Dabei kann es sich um Umgebungsluft handeln, die um die Austrittskante herum in das Innere der Düse strömt, aber auch um Verbrennungsgase, die um die Austrittskante herum nach außen strömen. Die Zähne verhindern oder zumindest reduzieren eine großräumige Ausbildung von Strömungsstrukturen in der Nähe der Düsenwand durch das Bilden kleiner lokaler Strukturen.
  • Insgesamt wird durch die Zähne eine Verbesserung der Symmetrieeigenschaften der Strömung und eine Homogenisierung des gesamten Strömungsfeldes erreicht. Dadurch werden Seitenlasten auf die Düsenstruktur reduziert.
  • Zudem ermöglicht das Anbringen der Zahngruppe an der Startplattform eine Gewichtsersparnis für das Raketentriebwerk, da sie andernfalls während des gesamten Betriebs des Raketentriebwerks mitgeführt werden müsste. Ferner müssten die Zähne, wenn sie an der Raketentriebwerksdüse angeordnet wären, für die dauerhafte thermische Belastung ausgelegt sein, wodurch sie ebenfalls schwerer wären. Auch können die in den Verbrennungsgasstrom ragenden Zähne im Normalbetrieb des Raketentriebwerks Leistungseinbußen mit sich bringen. Die Anordnung an der Startplattform vermeidet diese Nachteile.
  • In einer Implementierungsvariante kann sich jeder der Zähne der Zahngruppe von dem Rand des Grundkörpers in einem Winkel zu einer von dem Rand gebildeten Ebene erstrecken. Mit anderen Worten liegen die Zähne nicht in der gleichen Ebene wie der Rand des Grundkörpers. Insbesondere kann der Winkel zu der von dem Rand gebildeten Ebene so gewählt sein, dass die jeweilige Spitze der Zähne stromabwärts des Verbrennungsgasstromes zeigt, also nicht in das Düseninnere hinein. Die Ebene des Randes des Grundkörpers kann auch mit einer Querschnittsebene der Düse ersetzt werden.
  • In einer Implementierungsvariante kann der Winkel zwischen Zahn und von dem Rand gebildeter Ebene zwischen 90° und 120° betragen. Lediglich als Beispiel kann dieser Winkel 100° betragen.
  • In einer Implementierungsvariante kann sich jeder der Zähne der Zahngruppe von einer Tangente an einer Kontur der Düse an der Austrittskante in einem Winkel erstrecken. Mit anderen Worten bildet die Längsachse jedes Zahns einen Winkel mit der Tangente an der Austrittskante. Auch hier kann der Winkel so gewählt sein, dass die jeweilige Spitze der Zähne stromabwärts des Verbrennungsgasstromes zeigt.
  • In einer Implementierungsvariante kann der Winkel zwischen (der Längsachse von) dem Zahn und der Tangente zwischen 10° bis 30°, bevorzugt 20°, betragen.
  • Bei jeder der Implementierungsvarianten mit einem Winkel bewirkt jeder Zahn eine Störung der Umströmung der Austrittskante der Düse, beeinflusst aber in nur geringerem Maße die Strömung der Verbrennungsgase.
  • In einer Implementierungsvariante kann jeder der Zähne der Zahngruppe die Form eines Dreiecks, eines Rechtecks, eines Trapezes, eines Teils einer Ellipse oder eines Teils eines Kreises aufweisen. Jede dieser Formen ermöglicht eine Beeinflussung der Strömung im Bereich der Austrittskante der Düse. Insbesondere wird in Umfangsrichtung der Austrittskante der Düse durch die Zahngruppe eine Struktur bereitgestellt, die die oben genannten Vorteile durch Strömungsbeeinflussung in diesem Bereich erzielt. Bei dem Teil einer Ellipse oder eines Kreises kann es sich um eine halbe Ellipse bzw. einen halben Kreis handeln. Selbstverständlich können auch andere Abschnitte/Teile einer Ellipse bzw. eines Kreises gewählt werden, um die Zähne zu formen.
  • In einer Implementierungsvariante können die Schenkel des Dreiecks oder die Seitenkanten des Trapezes einen Winkel zwischen 50° und 90°, vorzugsweise zwischen 65° und 85°, und besonders bevorzugt von 75° gegenüber einer Querachse des Zahns aufweisen. Beide Formen weisen eine zulaufende Spitze auf, wie sie auch bei einem Teil einer Ellipse oder eines Kreises vorhanden ist.
  • In einer Implementierungsvariante kann jeder der Zähne eine Länge aufweisen, die ein Verhältnis zu einer Breite an der Zahnbasis von 0,3 bis 20, bevorzugt von 2 bis 6, aufweist. Die Länge der Zähne, und somit auch die Eindringtiefe der Zähne in den Strahl der Verbrennungsgase des Raketentriebwerks, kann auch abhängig von der thermischen Belastung festgelegt werden. Beispielsweise kann sie abhängig von dem für die Zähne verwendeten Material und/oder abhängig von der Temperatur der Verbrennungsgase zu bestimmten Betriebszeiten/-phasen gewählt werden.
  • In einer Implementierungsvariante kann die Zahngruppe aus einem ablativen Material gebildet sein, das sich durch die Verbrennungsgase auflöst. Dadurch bewirkt die Zahngruppe zum Beispiel während des Starts/Hochfahrens des Raketentriebwerks die oben beschriebene Strömungsverbesserung im Bereich der Austrittskante, also in einer Phase des Betriebs des Raketentriebwerks, in der asymmetrische Strömungen und andere Faktoren zu einer erhöhten Belastung durch Seitenkräfte führen. Mit zunehmender Betriebsdauer und damit auch einhergehender Erhöhung der Temperatur der Verbrennungsgase wird das ablative Material der Zahngruppe aufgelöst. Lediglich beispielhaft kann das ablativen Material verdampfen.
  • In einer Implementierungsvariante kann eine Basis jedes der Zähne eine Breite aufweisen, die abhängig von der Anzahl der Zähne in der Zahngruppe und dem Umfang des Grundkörpers an dem Rand ist, wobei zwischen 10 und 400 Zähnen, bevorzugt zwischen 70 und 110 Zähnen, und besonders bevorzugt 90 Zähne, in der Zahngruppe enthalten sind.
  • In einer Implementierungsvariante kann ein Abstand zweier benachbarter Zähne an deren Basis abhängig von einer Breite einer Basis der Zähne sein, wobei vorzugsweise ein Verhältnis zwischen Abstand zweier benachbarter Zähne und der Breite der Basis eines Zahns zwischen 0,2 und 10, bevorzugt zwischen 0,5 bis 2, beträgt. Ein Abstand zwischen zwei benachbarten Zähnen ermöglicht eine teilweise Umströmung der Austrittskante der Düse, wodurch symmetrische Strömungen (in Umfangs- und Radialrichtung betrachtet) erzeugt werden können. Dadurch werden die Seitenlasten auf die Düse reduziert. Ferner können gegenläufig rotierende Wirbelpaare in der Strömung der Verbrennungsgase gebildet werden, die eine Stabilisierung der Strömungsverhältnisse begünstigen.
  • Gemäß einem zweiten Aspekt zum besseren Verständnis der vorliegenden Offenbarung umfasst eine Düse eines Raketentriebwerks einen Grundkörper mit einer Austrittskante, wobei der Grundkörper dazu eingerichtet ist, Verbrennungsgase zu führen, die an der Austrittskante die Düse verlassen.
  • Ferner umfasst die Raketentriebwerksdüse eine Zahngruppe, die an der Austrittskante angeordnet ist. Die Zahngruppe umfasst eine Mehrzahl von Zähnen, die von der Austrittskante nach innen ragen. Insbesondere können die Zähne in Umfangsrichtung angeordnet sein und in Radial- und Längsrichtung der Düse zeigen.
  • Ferner ist die Zahngruppe aus einem ablativen Material gebildet, das sich durch die Verbrennungsgase auflöst. Dadurch bewirkt die Zahngruppe zum Beispiel während des Starts/Hochfahrens des Raketentriebwerks die oben beschriebene Strömungsverbesserung im Bereich der Austrittskante, also in einer Phase des Betriebs des Raketentriebwerks, in der asymmetrische Strömungen und andere Faktoren zu einer erhöhten Belastung durch Seitenkräfte führen. Mit zunehmender Betriebsdauer und damit auch einhergehende Erhöhung der Temperatur der Verbrennungsgase wird das ablative Material der Zahngruppe aufgelöst. Lediglich beispielhaft kann das ablative Material verdampfen.
  • Somit ist die Zahngruppe im Normalbetrieb des Raketentriebwerks aufgelöst, wodurch die Zähne der Zahngruppe die Strömung der Verbrennungsgase nicht mehr beeinflussen und das Gewicht des Raketentriebwerks auch nicht mehr durch die Zahngruppe erhöht ist.
  • Die vorliegende Offenbarung ist nicht auf die Aspekte und Implementierungsvarianten in der beschriebenen Form und Reihenfolge beschränkt. Insbesondere soll die Beschreibung der Aspekte und Varianten nicht als dahingehend einschränkend verstanden werden, dass die vorliegende Offenbarung auf bestimmte Merkmalsgruppen beschränkt ist. Kombinationen der Aspekte und Varianten fallen somit ebenso unter die vorliegende Offenbarung. Mit anderen Worten kann jede Variante oder optionales Merkmal mit einem anderen Aspekt, einer anderen Variante, einem optionalen Merkmal oder bereits Kombinationen davon kombiniert werden.
  • Nachfolgend wird die vorliegende Offenbarung anhand von exemplarischen Ausgestaltungen beschrieben, die in den Figuren dargestellt sind, wobei.
    • Figur 1
    schematisch eine Startplattform und einen Teil eines darauf angeordneten Raketentriebwerks zeigt;
    Figur 2
    schematisch Details der Startplattform und des Raketentriebwerks aus Figur 1 zeigt;
    Figur 3
    schematisch eine Zahngruppe zeigt;
    Figur 4
    schematisch einen Ausschnitt einer beispielhaften Zahngruppe zeigt;
    Figur 5
    schematisch einen Längsschnitt einer Düse und Startplattform und Strömungsverhältnisse im Bereich einer Zahngruppe zeigt; und
    Figur 6
    schematisch einen theoretischen Strömungsverlauf im Bereich einer Zahngruppe zeigt.
  • In der nachfolgenden Beschreibung werden bestimmte Details zum allgemeinen Verständnis der vorliegenden Offenbarung anhand der Figuren beschrieben, wobei die vorliegende Offenbarung nicht auf diese bestimmten Details beschränkt ist.
  • Figur 1 zeigt schematisch eine Startplattform 100 für ein Raketentriebwerk 200, welches in Figur 1 mit einer konvergent-divergenten Düse 210 (z.B. einer Glockendüse) und einem Teil eines Triebwerkmotors am oberen Ende dargestellt ist. Die Startplattform 100 ist lediglich beispielhaft als zylindrisches Bauteil dargestellt. Selbstverständlich kann die Startplattform 100 jede beliebige Form einnehmen. Im Inneren ist die Startplattform 100 vorzugsweise hohl, sodass aus der Düse 210 austretende Verbrennungsgase (in Figur 1 nach unten) entweichen können. Hierbei kann die Startplattform 100 auch eine sehr geringe Höhe aufweisen, beispielsweise kann die Startplattform 100 lediglich ringförmig am unteren Ende der Düse 210 vorgesehen sein.
  • Figur 2 zeigt schematisch Details der Startplattform 100 und des Raketentriebwerks 200. Insbesondere weist die Startplattform 100 einen Grundkörper 105 mit einem Rand 112 auf, der dazu eingerichtet ist, mit einer Austrittskante 212 der Düse 210 des Raketentriebwerks 200 zu korrespondieren. Lediglich beispielhaft ist in Figur 2 der Rand 112 so dargestellt, dass er einen gleichen (oder zumindest ähnlichen) Außendurchmesser und Innendurchmesser wie die Austrittskante 212 der Düse 210 hat. Die äußere Gestalt des Grundkörpers 105 bzw. des Randes 112 kann frei gewählt werden. Der Innendurchmesser des Randes 112 sollte für einen optimalen Strömungsverlauf mit dem Innendurchmesser der Austrittskante 212 der Düse 210 korrespondieren bzw. diesem entsprechen. Die Startplattform 100 weist ferner eine Zahngruppe 110 auf, die an dem Rand 112 des Grundkörpers 105 angeordnet ist.
  • Die Zahngruppe 110 ist lediglich beispielhaft als ringförmiges Bauteil dargestellt. Selbstverständlich kann die Zahngruppe 110 auch eine andere Form einnehmen, wie zum Beispiel eine Ellipse oder auch ein Polygon. Auf jeden Fall entspricht die Form der Zahngruppe 110 dem Querschnitt der Düse 210 an der Austrittskante 212, sodass beide korrespondieren und überlappend angeordnet werden können.
  • Auch die Form der Düse 210 und des Grundkörpers 105 in Längsrichtung (vertikal in den Figuren 1 und 2) sind lediglich beispielhaft als konvergent-divergenten (Düse 210) und zylindrisch (Grundkörper 105) gezeigt. Auch hier kann jede beliebige Form gewählt werden. Da die Verbrennungsgase nach dem Verlassen der Düse 210 abgeführt werden müssen, kann der Grundkörper 105 auch eine sehr geringe Bauhöhe aufweisen. Zum Beispiel kann der Grundkörper 105 eine Bauhöhe aufweisen, die der Materialstärke der Zahngruppe 110 entspricht. Mit anderen Worten wird der Grundkörper 105 durch den Rand 112 gebildet und die vertikale Ausdehnung in Figur 2 ist als optional anzusehen.
  • Dabei ist auch eine Ausführungsform möglich, in der die Zahngruppe 110 direkt an der Austrittskante 212 der Düse 210 angebracht ist. In diesem Fall ist die Zahngruppe 110 zumindest teilweise aus einem ablativen Material gefertigt, um sich während des Hochfahrens des Triebwerks 200 aufzulösen.
  • Figur 3 zeigt schematisch eine beispielhafte Zahngruppe 110. Die Zahngruppe 110 umfasst eine Mehrzahl von Zähnen 111, die von dem Rand 112 (in Figur 3 nicht dargestellt) in das Innere des Grundkörpers 105 ragen. Mit anderen Worten stehen die Zähne 111 in einem Raum, durch den Verbrennungsgase beim Verlassen der Düse 210 strömen. Dadurch wird der Strom der Verbrennungsgase im Bereich der Austrittskante 212 beeinflusst, wie dies in Bezug auf die Figuren 4 bis 6 noch näher erläutert wird.
  • Da die Zahngruppe 110 Teil der Startplattform 100 ist, wirken die Zähne 111 nur in der Startphase des Raketentriebwerks 200 auf die Strömung der Verbrennungsgase einerseits und um die Austrittskante 212 herum einströmende Umgebungsluft andererseits ein. Sobald sich das Raketentriebwerk 200 von der Startplattform 100 entfernt (zum Beispiel beim Abheben einer zugehörigen Rakete, oder durch Absenken der Startplattform 100) ist der durch die Zahngruppe 110 erzielte Effekt nicht mehr vorhanden. Da die größte Verbesserung der Strömung der Verbrennungsgase beim Start des Raketentriebwerks erzielt werden kann, kann durch den Verbleib der Zahngruppe 110 an der Startplattform 100 der Betrieb des Raketentriebwerks 200 verbessert werden, ohne dass das Triebwerk 200 oder die Düse 210 selbst verändert werden müssen.
  • Alternativ oder zusätzlich kann die Zahngruppe 110 oder zumindest die Zähne 111 aus einem ablativen Material hergestellt werden. Dadurch können sich beim Starten des Raketentriebwerks 200 die Zähne 111 mit zunehmender Temperatur der Verbrennungsgase und Dauer der Umströmung mit Verbrennungsgasen auflösen, zum Beispiel verdampfen. Dies ermöglicht eine Reduzierung der Beeinflussung der Strömung der Verbrennungsgase durch die Zahngruppe 110 mit zunehmender Temperatur und auch Geschwindigkeit der Verbrennungsgase. Beim Erreichen des Normalbetriebs des Raketentriebwerks 200 ist die Zahngruppe 110 nicht mehr notwendig.
  • Aufgrund des ablativen Materials kann die Zahngruppe 110 auch direkt an der Düse 210 angebracht werden, sodass es keiner gesonderten Startplattform 100 bedarf. Insbesondere kann die Zahngruppe 110, wie in Figur 2 angedeutet, an der Unterseite der Austrittskante 212 angeordnet sein und mit der Düse 210 verbunden sein, anstatt eine Startplattform 100 zu installieren.
  • Figur 4 zeigt schematisch einen Ausschnitt einer beispielhaften Zahngruppe 110. Insbesondere weisen die dargestellten Zähne 111 die Form eines Trapezes auf, welches an der Basis (dem Rand 112 zugewandt) eine Breite B und eine Länge L (von dem Rand 112 bis zur Spitze des Trapezes am innersten Punkt der Zahngruppe 110) aufweist. Lediglich beispielhaft liegen der Zeichnung 90 Zähne zugrunde, wobei die Zahnfußbreite B genauso breit ist wie der Abstand A zwischen zwei benachbarten Zähnen, und wobei ein Längen- zu Zahnfußbreitenverhältnis L/B von 3.7 verwendet wurde.
  • Die Seitenkanten des Trapezes weisen einen Winkel W1 zwischen 50° und 90°, vorzugsweise zwischen 65° und 85°, und besonders bevorzugt von 75° gegenüber einer Querachse des Zahns 111 auf. Die Querachse des Zahns 111 kann vereinfacht als Tangente zu dem Rand 112 betrachtet werden und ist rechtwinklig zu einer Längsachse des Zahns 111 angeordnet. Die Längsachse kann parallel zu einer Längsachse 205 der Düse (siehe Figur 5) verlaufen.
  • Anstatt eines Trapezes können die Zähne 111 auch die Form eines Dreiecks, eines Rechtecks, eines Teils einer Ellipse oder eines Teils eines Kreises aufweisen.
  • Für den Fall, dass die Form der Zähne 111 ein Dreieck ist, können die Schenkel des Dreiecks ebenfalls den oben genannten Winkel W1 einnehmen.
  • Zwischen zwei benachbarten Zähnen 111 kann ein Abstand A vorgesehen sein. Beispielsweise kann der Abstand zweier benachbarter Zähne 111 an deren Basis abhängig von der Breite B der Basis der Zähne sein, wobei vorzugsweise ein Verhältnis zwischen Abstand A zweier benachbarter Zähne und der Breite B der Basis eines Zahns zwischen 0,2 und 10, bevorzugt zwischen 0,5 bis 2, beträgt. Aufgrund des Abstands zwischen den Zähnen 111 können Bereiche gebildet werden, in denen die Strömung der Verbrennungsgase nicht beeinflusst wird, wodurch die symmetrische Ausbildung von Strömungen, wie zum Beispiel gegenläufig rotierende Wirbelpaare, begünstigt wird.
  • Figur 5 zeigt schematisch Strömungsverhältnisse im Bereich einer Zahngruppe 110, sowie (rechts oben in Figur 5) die Zahngruppe 110 im Detail. Figur 5 zeigt ferner schematisch einen Längsschnitt durch die Düse 210 des Raketentriebwerks 200, die eine Längsachse 205 aufweist. Die Strömung der Verbrennungsgase verläuft hauptsächlich entlang oder zumindest in Hauptrichtung der Längsachse 205. Ferner bilden sich Strömungen 120 (bzw. Stromlinien) entlang der Innenwand der Düse 210. Die wandnahe Strömung 120 am Austrittsquerschnitt der Düse 210 weist einen starken Gradienten der Strömungsgeschwindigkeit auf, d. h. der Bereich der klassischen Grenzschicht ist in der beschleunigten Strömung sehr klein. Lediglich beispielhaft können in direkter Nähe der Wand Geschwindigkeiten in der Größenordnung über 1000 m/s erreicht werden.
  • Dabei kommt es - insbesondere beim Hochfahren oder Herunterfahren des Triebwerks - zu einer Ablösung der Strömung 120 in Wandnähe, insbesondere solange der nominale Brennkammerdruck noch nicht erreicht ist. Umgebungsluft kann um die Austrittskante 212 der Düse 210 herumströmen und in das Innere der Düse 210 gelangen, wie dies durch die Strömungslinie 122 schematisch gezeigt ist. Zum einen bilden die beiden Strömungen 120, 122 eine Scherschicht, deren Grenzstromlinie 124 in Figur 5 dargestellt ist. Der große Wanddruckgradient an der Ablöselinie (Fußpunkt der Grenzstromlinie 124 auf der Düse 210) zusammen mit einer üblicherweise auftretenden Asymmetrie dieser Ablöselinie führen zu einer asymmetrischen Wanddruckverteilung, die eine Seitenlast für die Düse 210 darstellen (die Seitenlast wirkt insbesondere in Radialrichtung der Düse 210).
  • Durch die dichte und/oder abwechselnde Anordnung der Zähne 111 wird die Ausbildung großräumiger Strömungsstrukturen in der Nähe der Austrittskante 212 gestört, in dem lokale, kleinräumige Strömungsstrukturen entsprechend der Größe der angebrachten kleinen Störflächen (Zähne 111) geschaffen werden. Dadurch wird die Symmetrie und Homogenisierung des gesamten beteiligten Strömungsfelds verbessert, und die Seitenlasten auf die Düse 210 reduziert.
  • Jeder der Zähne 111 der Zahngruppe 110 kann sich von dem Rand 112 des Grundkörpers 105 in einem Winkel zu einer von dem Rand 112 gebildeten Ebene erstrecken. Insbesondere kann jeder der Zähne 111 der Zahngruppe 110 sich von einer Tangente T an einer Kontur der Düse 210 an der Austrittskante 212 in einem Winkel W2 erstrecken, wobei der Winkel W2 vorzugsweise zwischen 10° und 30°, und besonders bevorzugt 20° beträgt. Dadurch ragt jeder der Zähne 111, wie in den Figuren 4 und 6 dargestellt, in die Strömung 120 der Verbrennungsgase und bewirkt die oben beschriebene Symmetriewirkung.
  • Figur 6 zeigt schematisch einen theoretischen Strömungsverlauf im Bereich einer Zahngruppe 110. Durch das Hineinragen der Zähne 111 in die Strömung 120 und die zwischen den Zähnen 111 vorhandenen Zwischenräume (Abstände zwischen den Zähnen 111 in Umfangsrichtung) wird eine starke Längsausrichtung der Strömung 120 erzielt. Die hohe kinetische Energie der Strömung 120 kann verwendet werden, um sie in Längswirbel umzusetzen. Beispielsweise kann an den Seitenkanten der Zähne 111 ein gegenläufig rotierendes Wirbelpaar gebildet werden, wodurch die geradlinige Strömung 120 verbessert wird. Der in Figur 6 gezeigte Strömungsverlauf ist als rein theoretische Darstellung zu verstehen. Die gezeigte Strömung entspricht tendenziell einem Vollbetrieb der Düse 210 ohne Ablösung und Einströmen von Umgebungsluft wie in Figur 5. In diesem Zustand würde sich das Triebwerk und somit die Düse 210 schon von der Startplattform 100 gelöst haben. Sie dient daher eher dem Verständnis der Anordnung der Zahngruppe 110 im Verhältnis zur Strömung 120.

Claims (7)

  1. Startplattform (100) für ein Raketentriebwerk (200), umfassend:
    einen Grundkörper (105) mit einem Rand (112), der dazu eingerichtet ist, mit einer Austrittskante (212) einer Düse (210) des Raketentriebwerks (200) zu korrespondieren; und
    eine Zahngruppe (110), die an dem Rand (112) des Grundkörpers (105) angeordnet ist,
    wobei die Zahngruppe (110) eine Mehrzahl von Zähnen (111) umfasst, die von dem Rand (112) in das Innere des Grundkörpers (105) ragen.
  2. Startplattform (100) gemäß Anspruch 1, wobei sich jeder der Zähne (111) der Zahngruppe (110) von dem Rand (112) des Grundkörpers (105) in einem Winkel zu einer von dem Rand (112) gebildeten Ebene erstreckt,
    wobei sich vorzugsweise jeder der Zähne (111) der Zahngruppe (110) von einer Tangente (T) an einer Kontur der Düse (210) an der Austrittskante (212) in einem Winkel (W2) zwischen 10° und 30°, und besonders bevorzugt von 20°, erstreckt.
  3. Startplattform (100) gemäß Anspruch 1 oder 2, wobei jeder der Zähne (111) der Zahngruppe (110) die Form eines Dreiecks, eines Rechtecks, eines Trapezes, eines Teils einer Ellipse oder eines Teils eines Kreises aufweist.
  4. Startplattform (100) gemäß Anspruch 3, wobei die Schenkel des Dreiecks oder die Seitenkanten des Trapezes einen Winkel (W1) zwischen 50° und 90°, vorzugsweise zwischen 65° und 85°, und besonders bevorzugt von 75° gegenüber einer Querachse des Zahns (111) aufweisen.
  5. Startplattform (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei jeder der Zähne (111) eine Länge (L) aufweist, die ein Verhältnis zu einer Breite (B) an der Zahnbasis von 0,3 bis 20, bevorzugt von 2 bis 6, aufweist, und/oder
    wobei eine Basis jedes der Zähne (111) eine Breite (B) aufweist, die abhängig von der Anzahl der Zähne (111) in der Zahngruppe (110) und dem Umfang des Grundkörpers (105) an dem Rand (112) ist, wobei zwischen 10 und 400 Zähnen, bevorzugt zwischen 70 und 110 Zähnen, und besonders bevorzugt 90 Zähne, in der Zahngruppe (110) enthalten sind, und/oder
    wobei ein Abstand (A) zweier benachbarter Zähne (111) an deren Basis abhängig von einer Breite (B) einer Basis der Zähne (111) sein, wobei vorzugsweise ein Verhältnis zwischen Abstand (A) zweier benachbarter Zähne (111) und der Breite (B) der Basis eines Zahns (111) zwischen 0,2 und 10, bevorzugt zwischen 0,5 bis 2, beträgt.
  6. Startplattform (100) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Zahngruppe (110) aus einem ablativen Material besteht.
  7. Düse (210) eines Raketentriebwerks (200), umfassend:
    einen Grundkörper (210) mit einer Austrittskante (212), wobei der Grundkörper (210) dazu eingerichtet ist, Verbrennungsgase zu führen, die an der Austrittskante (212) die Düse (210) verlassen;
    eine Zahngruppe (110), die an der Austrittskante (212) angeordnet ist,
    wobei die Zahngruppe (110) eine Mehrzahl von Zähnen (111) umfasst, die von der Austrittskante (212) nach innen ragen, und
    wobei die Zahngruppe (110) aus einem ablativen Material gebildet ist, das sich durch die Verbrennungsgase auflöst.
EP25159670.6A 2024-04-17 2025-02-24 Startplattform und raketentriebwerksdüse mit in die verbrennungsgase ragender zahngruppe Pending EP4636240A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102024110781.2A DE102024110781A1 (de) 2024-04-17 2024-04-17 Startplattform und Raketentriebwerksdüse mit in die Verbrennungsgase ragender Zahngruppe

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP4636240A1 true EP4636240A1 (de) 2025-10-22

Family

ID=94772031

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP25159670.6A Pending EP4636240A1 (de) 2024-04-17 2025-02-24 Startplattform und raketentriebwerksdüse mit in die verbrennungsgase ragender zahngruppe

Country Status (2)

Country Link
EP (1) EP4636240A1 (de)
DE (1) DE102024110781A1 (de)

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050229587A1 (en) * 2003-12-10 2005-10-20 Antoine Hervio Adapter device for a rocket engine nozzle having a movable diverging portion

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11585296B1 (en) * 2020-01-14 2023-02-21 Herbert U. Fluhler Self compensating rocket engine enhancement

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050229587A1 (en) * 2003-12-10 2005-10-20 Antoine Hervio Adapter device for a rocket engine nozzle having a movable diverging portion

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"x Post", 19 November 2023 (2023-11-19), XP093293234, Retrieved from the Internet <URL:https://pbs.twimg.com/media/F_UmKAUbcAA7_gO?format=jpg&name=4096x4096> [retrieved on 20250707] *
ANON: "Before and after images of the Starship launch mount", 20 April 2023 (2023-04-20), XP093293248, Retrieved from the Internet <URL:https://www.reddit.com/r/space/comments/12t81pv/before_and_after_images_of_the_starship_launch/#lightbox> [retrieved on 20250707] *
ANONYMOUS: "Before and after images of the Starship launch mount : r/space", 20 April 2023 (2023-04-20), XP093293245, Retrieved from the Internet <URL:https://www.reddit.com/r/space/comments/12t81pv/before_and_after_images_of_the_starship_launch/> [retrieved on 20250707] *
ELON MUSK: "Elon Musk on X: "Just inspected the Starship launch pad and it is in great condition! No refurbishment needed to the water-cooled steel plate for next launch. Congrats to @Spacex team & contractors for engineering & building such a robust system so rapidly! https://t.co/py5m1uhtEi" / X", 19 November 2023 (2023-11-19), XP093293225, Retrieved from the Internet <URL:https://x.com/elonmusk/status/1726328010499051579> [retrieved on 20250707] *

Also Published As

Publication number Publication date
DE102024110781A1 (de) 2025-10-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE602004006673T2 (de) Vorrichtung zur Minderung des Strömungslärms eines Triebwerkes
DE602006000051T2 (de) Triebwerkslärm
EP3153663A1 (de) Schaufel für eine strömungsmaschine, turbofantriebwerk und ein verfahren zur herstellung einer schaufel
DE102017121258A1 (de) Niederdruck-tropfenverwirbelungs-strömungsmischer
DE3530769A1 (de) Stromlinienkoerper fuer turbinentriebwerke
EP3428402B1 (de) Leitschaufelsegment mit gekrümmter entlastungsfuge
EP0916812A1 (de) Endstufe für axialdurchströmte Turbine
DE3932244A1 (de) Radialstroemungsrotor
DE1100384B (de) Duese zur Unterdrueckung des Geraeusches bei Strahltriebwerken
DE69828023T2 (de) Deckband für gekühlte gasturbinenschaufeln
EP2730771B1 (de) Düse für eine Gasturbine mit Leitvorrichtungen
EP1898054A1 (de) Gasturbine
DE102014100087A1 (de) Innenaufbau einer Turbinenlaufschaufel
EP3456923B1 (de) Schaufel einer strömungsmaschine mit kühlkanal und darin angeordnetem verdrängungskörper sowie verfahren zur herstellung
DE1280618B (de) Doppelwandige Leitschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
DE112020004602B4 (de) Turbinenflügel
EP2196624A1 (de) Laufschaufel für eine Gasturbine
DE2723470A1 (de) Gasturbinentriebwerk
EP1081336A2 (de) Gebauter Leitkranz für eine Gasturbine
DE102017106201A1 (de) Flanschsegment für ein Windenergieanlagen-Stahlturmringsegment und Verfahren
EP4636240A1 (de) Startplattform und raketentriebwerksdüse mit in die verbrennungsgase ragender zahngruppe
DE102014005852A1 (de) Turbinenschaufel
DE102016222789A1 (de) Laufrad für einen Abgasturbolader
DE2617039A1 (de) Umkehrbares bzw. anstellungsvariables geblaese mit unterteiltem stroemungsteiler
DE2029919A1 (de) Strahldüse fur Gasturbinen Triebwerke

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20250224

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC ME MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR